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基于界面单元的蜂窝夹层结构失效分析及验证.docx
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基于界面单元的蜂窝夹层结构失效分析及验证.docx
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蜂窝夹层结构具有比强度高、比模量高、抗弯以及抗冲击性能好等优点,在航空、航天领
域中有着广泛的应用,成为航空结构效率最高的形式之一
[1-4]
。如 A380 的整流罩、尾翼蒙皮、
翼尖等部位均采用了蜂窝夹层结构
[5]
;国产 C919 飞机机翼及尾翼也大量采用蜂窝夹层结构
[6]
;
美国康维尔公司 B-58 高速轰炸机 80%以上面积的尾翼、补翼、扰流板均为蜂窝夹层结构,减
重达 35%以上
[6]
。
目前,国内外学者对的蜂窝夹层平板结构进行大量的仿真和实验研究。周祝林
[7]
对蜂窝夹
层结构进行计算,其中蜂窝性能、面板材料性能、面板波纹度等因素对面板极限强度影响较
大。Paik 等
[8]
研究了蜂窝芯壁对夹层结构破坏模式的影响,蜂窝壁较薄时其本身发生破坏,蜂
窝壁较厚时芯层和面板连接处发生脱胶破坏。Gdoutos 等
[9]
对蜂窝夹层结构和泡沫夹层结构的
侧向压缩失效模式进行对比分析,泡沫夹层结构面板呈波浪形屈曲破坏,蜂窝夹层结构则是蜂
窝本身发生破坏。芦颉等
[10]
采用四点弯曲实验对含初始缺陷的蜂窝夹芯板的疲劳性能进行研
究,其结果表明:缺陷较大时其失效模式为沿宽度方向的横向断裂,缺陷较小时其失效模式为
芯子壁撕裂。王浩宇等
[11]
对共固化芳纶纸蜂窝夹层结构在不同成型压力时,弯曲载荷下的失效
模式进行研究,研究表明失效模式均为蜂窝芯发生破坏,且失效形式与成型压力无关。
大部分学者目前研究的方向均在蜂窝夹层平板结构典型的破坏模式以及失效载荷上
[12-13]
。
在实际工程中,蜂窝面板大都有曲率,且蜂窝一般通过斜削区与周围框梁结构连接
[14-15]
,斜削
区传力路径复杂,蜂窝板曲率对内外面板应力分布影响较大,蜂窝孔边填料影响孔边应力集
中,这些因素对蜂窝结构优化设计产生较大影响。因此,开展蜂窝夹层结构斜削区在压缩载荷
下的失效模式,孔边填料性能对应力集中的影响以及曲率半径对内外面板应力分布的影响,对
夹层结构的设计具有重要意义。本文实验测试 Nomex 纸蜂窝铝合金面板夹层结构在压缩载荷
下斜削区的失效模式及内外面板载荷分配情况。引入 cohesive 界面单元,采用二次应力准则和
基于能量的 B-K 准则来模拟胶层的损伤起始及扩展,分析压缩载荷下的蜂窝夹层结构斜削区胶
层的损伤模式。此外分析蜂窝夹层结构的蜂窝性能、填料性能及曲率半径对内外面板应力分布
的影响。
1. 夹层结构压缩实验
试件的斜削区包括外面板、斜削的蜂窝、封边框和内面板,各个部件通过胶膜整体共固化
成型。内面板采用厚度为 0.2 mm 的 5058 铝合金,外面板采用 0.6 mm 的 2024 铝合金,封边
框为 0.6 mm 的 2024 铝合金,蜂窝 DHS251-135 高度为 15 mm,胶膜为 ECS0004.24,整个
实验件尺寸为 186 mm×120 mm。试件分别通过两排螺栓连接在夹具上,实验安装方式如图 1
所示。实验时上下端夹具固定,通过电子万能试验机从上往下对试件施加压缩载荷。为测量内
外面板载荷分配情况在试件的内外面板中心部位粘贴应变片,应变片位置如图 2 所示。
图 2 实验件尺寸及应变片位置
Fig. 2 Dimensions of experiment specimen and position of strain gages
下载: 全尺寸图片
在 SANS-CMT5105 电子万能实验机上采用位移控制进行加载。在加载初始无异常,位移
变化较小,随着位移增加,开始出现响声,肉眼可见从蜂窝夹层结构的斜削区尖角处开始出现
脱胶分层,随后几秒发生较大声响实验件发生破坏。图 3 给出典型破坏照片,从图中可看出,
试件均从斜削区发生初始破坏,而斜削区局部脱粘导致该处传力改变,较大部分载荷从外面板
传递,外面板由于和蜂窝分离导致局部刚度骤降,从而发生屈曲破坏。压缩实验数据见表 1。
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